飞机结构基体日历安全寿命的确定方法
【专利摘要】本发明公开了一种飞机结构基体日历安全寿命的确定方法，其特征在于，包括以下步骤：选取研究对象、设计制造结构基体模拟试验件；编制结构局部基体环境谱和结构载荷谱；确定受载结构(腐蚀疲劳关键件、应力腐蚀关键件)的基体日历安全寿命；确定不受载结构的基体日历安全寿命。本发明的有益之处在于：使用本发明的方法可以确定飞机结构基体日历安全寿命，进而可以确定飞机结构防护体系失效后结构基体的安全使用年限，对保证飞机结构的使用安全具有重要意义。
【专利说明】飞机结构基体日历安全寿命的确定方法
【技术领域】
[0001] 本发明涉及一种飞机结构基体日历安全寿命的确定方法，属于飞机结构定寿技术 领域。
【背景技术】
[0002] 飞机的寿命是指飞机在正常服役状态下从投入使用到退役停飞的使用期限，一般 指飞机机体的结构寿命，有两个主要指标；一是考虑飞行交变载荷对结构影响的疲劳寿命， W飞行小时数或起落次数表征；二是考虑环境腐蚀对结构影响的日历寿命，W使用年限表 征。在飞机结构定寿时，无论是疲劳寿命还是日历寿命，均包括对应的首翻期、大修间隔和 总寿命，并应给出相应的修理大纲。在现有的寿命管理手段中，当飞机的当量飞行小时数、 起落次数和使用年限H个指标中的任一指标达到飞机定寿时的规定值，都意味着飞机结构 达到使用限制而到寿。
[0003] 飞机结构基体是飞机结构去除表面防护体系后的剩余部分，一般起着保持结构形 状和承力的作用，是飞机结构发挥其功能的主要部分，也是影响飞机结构安全的重要部分。 飞机结构基体的日历寿命是飞机结构日历寿命的重要组成部分，对保证飞机结构的安全具 有重要意义。
[0004] 现有的确定结构基体日历寿命的方法主要W经验法和试验法为主。
[000引 （1)经验法
[0006] 主要是依据长期使用经验，与相近机型进行类比、采用部分飞机领先飞行实践和 通过结构大修检查，确定日历总寿命和翻修周期。在飞机日历寿命的确定过程中，包括了结 构基体日历寿命的确定。采用经验法进行结构结构基体日历寿命评定，与评价者本身经验 有关，尚没有完整的理论支撑。
[0007] 似试验法
[0008] 通过编制飞机结构的等效加速环境谱和载荷谱，开展结构基体模拟件在实验室条 件下的加速腐蚀试验或腐蚀疲劳试验，探明基体在等效加速环境谱和载荷谱下的损伤规 律。此方法在结构基体失效判据的判定，W及如何根据试验结果确定飞机实际结构基体的 日历寿命等问题上一般也是由经验给出的，没有系统的方法支撑。
[0009] 然而，现阶段对飞机结构基体腐蚀问题的研究，不存在可靠性分析的过程，由其给 出的日历寿命指的是结构失效时的寿命，而不是满足一定可靠度与置信水平要求的安全限 制值。实际上，相同类型结构基体的腐蚀失效时间具有分散性，其日历寿命服从一定的概率 分布规律。如果在一个机群中的部分结构实际失效时间比确定的日历寿命短，则可能因为 维修不及时造成飞机结构基体的损伤，威胁飞行安全。因此，对于飞机结构基体的日历寿 命，也应该贯彻可靠性设计思想。
[0010] 为此，本发明提出了飞机结构基体日历安全寿命的概念，并建立了飞机结构基体 日历安全寿命的确定方法，旨在为飞机结构的定寿提供技术支持。
【发明内容】
[0011] 本发明的目的在于提供一种飞机结构基体日历安全寿命的确定方法，为合理确定 飞机结构基体的日历寿命，安全地使用飞机结构提供理论和方法支持。
[0012] 为了实现上述目标，本发明采用如下的技术方案：
[0013] 一种飞机结构基体日历安全寿命的确定方法，其特征在于，包括W下步骤：
[0014] 步骤1 ;选取研究对象、设计制造结构基体模拟试验件；
[0015] 步骤2 ;编制结构局部基体环境谱和结构载荷谱；
[0016] 步骤3 ;确定飞机结构的基体日历安全寿命
[0017] 对于受载结构中的腐蚀疲劳关键件，确定其基体日历安全寿命的步骤如下：
[0018] (1)确定飞机整体的疲劳安全寿命；
[0019] (2)将试验件分为若干组，每组试验件在加速环境谱下经历不同的预腐蚀周期；
[0020] (3)预腐蚀后，在编制的载荷谱下进行疲劳试验至断裂；
[0021] (4)在选定的可靠度与置信水平下，计算每组预腐蚀疲劳试验件的安全寿命；
[0022] (5)将每组试验件的预腐蚀疲劳安全寿命进行拟合，拟合出一条预腐蚀周期对疲 劳安全寿命的影响曲线；
[0023](6)计算结构基体在防护体系失效后的剩余损伤度；
[0024] (7)在预腐蚀周期对疲劳安全寿命的影响曲线上确定与飞机的剩余飞行小时数或 飞机的使用计划对应的点，从而确定结构基体在其对应飞行强度下或在其使用计划下的年 损伤度，将剩余损伤度除W年损伤度即得到腐蚀疲劳关键件的日历安全寿命；
[0025] 对于受载结构中的应力腐蚀关键件，确定其基体日历安全寿命的步骤如下：
[0026] (1)确定结构中最易产生应力腐蚀开裂的部位及裂纹方向；
[0027] (2)将试验件分为若干组，根据最易产生应力腐蚀开裂的部位及裂纹方向，对不同 组的试验件预置不同长度的初始裂纹；
[002引 （3)开展各组试验件的应力腐蚀试验；
[0029] (4)确定应力腐蚀裂纹的扩展规律及临界断裂长度；
[0030] (5)求得给定可靠度与置信水平下的分散系数；
[0031] (6)将应力腐蚀裂纹扩展时间除W分散系数即得到应力腐蚀关键件的日历安全寿 命；
[0032] 对于不受载结构，确定其基体日历安全寿命的步骤如下：
[0033](1)确定不受载结构的功能失效的判据；
[0034] (2)进行试验件的腐蚀试验，每隔一段时间取出部分试验件并测量试验件的最大 腐蚀深度，得到在此腐蚀周期下满足给定可靠度与置信水平要求的基体最大腐蚀深度；
[0035] (3)将不同腐蚀周期下满足给定可靠度与置信水平要求的基体最大腐蚀深度进行 综合分析，获得结构达到失效判据时的腐蚀周期，前述腐蚀周期即不受载结构的基体日历 安全寿命。
[0036] 前述的飞机结构基体日历安全寿命的确定方法，其特征在于，在步骤1中，前述结 构基体模拟试验件根据研究对象的腐蚀失效形式进行设计与制造。
[0037] 前述的飞机结构基体日历安全寿命的确定方法，其特征在于，在步骤2中，编制结 构局部基体环境谱的过程如下：
[0038] (2a)对飞机的实际服役环境进行实测，确定飞机的外部环境特征；
[0039] (2b)建立所要研究结构所在的局部环境与外部环境的关系模型；
[0040] (2c)根据所确定的飞机结构局部环境特征，编制结构局部基体环境谱。
[0041] 前述的飞机结构基体日历安全寿命的确定方法，其特征在于，在步骤2中，根据飞 机结构的飞行实测载荷编制结构载荷谱。
[0042] 前述的飞机结构基体日历安全寿命的确定方法，其特征在于，在步骤4中，前述不 受载结构为完全不受载结构，完全不受载结构功能失效的判据为：结构发生穿透性腐蚀，或 者腐蚀产物发生剥落而影响到其他部位功能的发挥。
[0043] 前述的飞机结构基体日历安全寿命的确定方法，其特征在于，在步骤4中，前述不 受载结构为非完全不受载结构，非完全不受载结构功能失效的判据为：非完全不受载结构 允许的最大腐蚀深度。
[0044] 本发明的有益之处在于：
[0045] 1、本发明给出的飞机结构基体日历安全寿命的确定方法，可W用于飞机结构防护 体系失效后确定结构基体的安全使用年限，对保证飞机结构的使用安全具有重要意义；
[0046] 2、飞机结构基体日历安全寿命是确定飞机结构整体日历安全寿命的基础，本发明 对确定飞机结构整体日历安全寿命，并进而确定飞机全机的日历安全寿命具有重要意义， 对提升飞机结构寿命的管理水平具有重要意义。
【专利附图】
【附图说明】
[0047] 图1是本发明确定飞机结构基体日历安全寿命的流程图；
[0048] 图2是某型飞机隔框基体模拟试验件的结构示意图。
【具体实施方式】
[0049] 首先，介绍飞机结构基体日历安全寿命的概念。
[0050] 飞机结构的基体日历安全寿命，是指在没有表面防护体系的保护作用下，按照安 全寿命设计准则所确定的飞机结构基体能够完成其使用功能的日历使用时间，也就是通过 可靠性分析所获得的飞机结构基体具有极低腐蚀失效概率的日历寿命限制。
[0051] 结构基体的日历安全寿命，与结构基体所选用的材料与加工工艺、结构形式及抗 疲劳设计水平、飞机的使用环境与服役历程、结构所处部位、结构受载情况、可靠度与置信 水平等参数有关。结构基体发生腐蚀的形式可能包括接触腐蚀、点蚀、剥蚀、应力腐蚀开裂、 腐蚀疲劳裂纹等等，具体需要根据材料类型、结构形式和结构受载情况进行分析。为了保证 结构基体的安全可靠，要根据结构基体的腐蚀形式W及结构基体在此形式下了腐蚀损伤规 律，确定给定可靠度与置信水平下的结构基体日历安全寿命。
[0052] 结构基体材料发生腐蚀，将直接影响结构整体功能的发挥，威胁飞行安全。因此， 结构基体的日历安全寿命与结构的使用安全性相关，必须要选取一个很高的可靠度，使结 构基体在其日历安全寿命期内具有极低的腐蚀失效概率，W确保结构的使用安全。可靠度 与置信水平通常要根据其腐蚀损伤寿命所服从的分布类型进行确定。例如，若结构基体的 腐蚀损伤寿命服从对数正态分布，则结构基体的日历安全寿命需要满足99. 9%的可靠度与 90%的置信水平；若服从威布尔分布，则需要满足95%的可靠度和95%的置信水平。接下 来，结合附图和具体实施例介绍本发明飞机结构基体日历安全寿命的确定方法。
[0053] 参照图1，确定飞机结构基体日历安全寿命的方法，具体包括如下步骤：
[0054] 步骤1 ;选取研究对象、设计制造结构基体模拟试验件
[0055] 从偏于安全的角度可虑，研究结构基体日历安全寿命所选用的试验件不应有任何 表面防护体系的保护。
[0056] 首先，根据研究的目的选定基体日历安全寿命的研究对象，如飞机结构中最易受 腐蚀的主承力件等。
[0057]其次，根据研究对象的材料、加工工艺、所在位置、受载情况等确定研究对象的腐 蚀失效形式，如点蚀、剥蚀、腐蚀疲劳、应力腐蚀开裂等。
[0058] 再次，根据研究对象的腐蚀失效形式，进行结构模拟试验件的设计与制造。
[0059]进行基体模拟试验件的设计与制造，需要遵循W下原则：
[0060] (1)试验件使用与飞机实际结构一致的基体材料，包括相同的材料牌号、相同的加 工工艺、相同的热处理状态等；
[0061] (2)试验件表面去除防护体系；
[0062] (3)根据实际结构及其腐蚀失效形式进行模拟试验件的形状与尺寸设计；①试验 件中都应考虑那些影响材料腐蚀的结构特征，如接触、圆孔等；②若实际结构不受载，则与 之对应的试验件可W设计的相对简单一些，只要能反映出腐蚀规律即可；③若实际结构受 载，则对应的试验件应设计成可W在疲劳试验机（或在应力腐蚀加载设备）上方便加载的 形状，此类试验件还要能够反映出实际结构的局部特征，W确保试验件受载时的局部应力 分布于实际结构一致；
[006引（4)生产一个机群的飞机将经历较长的时间，因此，实际机群所采用的基体材料可 能不是一个批次生产出来的，在试验件加工时应尽量选择不同批次的原材料，W反映出材 料与工艺的分散性。
[0064] 步骤2;编制结构局部基体环境谱与结构载荷谱
[0065]进行实验室条件下的加速试验研究，必须要保证试验所采用的加速环境谱与飞机 结构所在位置的局部环境损伤等效，该就需要编制结构所在部位的局部加速环境谱。
[0066] 首先，对飞机的实际服役环境进行实测，确定飞机的外部环境特征。其次，建立所 要研究结构所在的局部环境与外部环境的关系模型。再次，根据所确定的飞机结构局部环 境特征，编制结构局部环境加速谱。
[0067] 虽然对受载的飞机结构主要W疲劳寿命进行管理，但在腐蚀环境与载荷（循环载 荷、静载荷或残余应力）的共同作用下，结构可能会发生腐蚀疲劳或应力腐蚀开裂，该些情 况也应该纳入到基体日历安全寿命的研究范畴。因此，需要根据飞机结构的飞行实测载荷， 编制结构载荷谱。
[0068] 需要说明的是，根据飞机结构实测载荷编制的载荷谱反映出了实测飞机的受载情 况，一般可称为基准载荷谱。然而，由于所完成飞行任务的不同，同一型号下不同飞机的载 荷严重程度有所区别。依据基准载荷谱所确定的基体日历安全寿命进行飞机结构基体寿命 管理时，应将飞机的实际飞行小时数等损伤折算到基准载荷谱下的基准飞行小时数。
[0069] 步骤3;确定飞机结构的基体日历安全寿命
[0070] 飞机结构分为受载结构和不受载结构，下面分别介绍其基体日历安全寿命的确定 方法。
[0071] 首先，介绍受载结构的基体日历安全寿命的确定方法。
[0072] 飞机结构中的受载结构，其受到腐蚀环境影响的最大威胁一般是腐蚀疲劳或应力 腐蚀开裂。
[0073] (1)对于腐蚀疲劳关键件，确定其基体日历安全寿命的具体步骤如下：
[0074] ①根据飞机的设计水平，确定飞机整体的疲劳安全寿命；
[00巧]②将试验件分为若干组，每组试验件在加速环境谱下经历不同的预腐蚀周期（等 效腐蚀年数）；
[0076] ③预腐蚀后，在编制的载荷谱下进行疲劳试验至断裂；
[0077] ④在选定的可靠度与置信水平下，计算每组预腐蚀疲劳试验件的安全寿命；
[0078] ⑥将每组试验件的预腐蚀疲劳安全寿命进行拟合，拟合出一条预腐蚀周期对疲劳 安全寿命的影响曲线；
[0079]⑧计算结构基体在防护体系失效后的剩余损伤度；
[0080] ⑦如果飞机的使用目标是将飞机结构的设计疲劳安全寿命用完，则可W根据预腐 蚀周期对疲劳安全寿命的影响曲线和飞机的剩余飞行小时数确定曲线中的对应点，从而确 定结构基体在其对应飞行强度下的年损伤度，考虑到结构基体在防护体系失效后的剩余损 伤度，就可W求得结构基体的日历安全寿命；
[0081] ⑨如果飞机按照预定的飞行计划使用，可W根据预腐蚀周期对疲劳安全寿命的影 响曲线和飞机的使用计划确定曲线中的对应点，从而确定结构基体在此使用计划下的年损 伤度，考虑到结构基体在防护体系失效后的剩余损伤度，就可W求得结构基体的日历安全 寿命。
[0082] 对上述过程做出W下补充说明；飞机整体的疲劳安全寿命是通过一些特定的关键 承力件来确定的，飞机的疲劳安全寿命本身就是由该些结构件通过疲劳试验和可靠性分析 给出的。若W该些结构研究其基体日历安全寿命，其经过腐蚀后的疲劳安全寿命肯定无法 达到飞机的设计疲劳安全寿命。也就是说，对于该些结构，若要将其用至疲劳安全寿命到 寿，其基体的日历安全寿命是0年，即该些结构的基体不能受到腐蚀影响，它们的防护体系 日历安全寿命应具有很高的可靠度水平，W保证防护体系在结构大修前有效。对于飞机结 构的其他部位，虽然也是按照飞机设计疲劳安全寿命进行管理，但它们实际的疲劳安全寿 命比飞机的设计疲劳安全寿命要长。因此，该些结构的基体材料在经受过一定周期的环境 腐蚀后，是可W达到飞机的设计疲劳安全寿命要求的。确定基体日历安全寿命的本质，就是 确定上述腐蚀周期。
[0083] (2)对于应力腐蚀关键件，确定其基体日历安全寿命的步骤如下：
[0084] ①对结构进行应力分析，确定结构中最易产生应力腐蚀开裂的部位及裂纹方向；
[0085] ②将试验件分为若干组，根据最易产生应力腐蚀开裂的部位及裂纹方向，对不同 组的试验件预置不同长度的初始裂纹（其中一组不预置裂纹，用于确定应力腐蚀开裂时 间）；
[0086] ③开展各组试验件的应力腐蚀试验；
[0087] ④对各组试验数据进行综合分析，确定应力腐蚀裂纹的扩展规律及临界断裂长 度；
[0088]⑥通过可靠性分析，求得给定可靠度与置信水平下的分散系数；
[0089] ⑧将应力腐蚀裂纹扩展时间除W分散系数，得到应力腐蚀关键件的日历安全寿 命。
[0090] 在实际应用中，进行基体日历安全寿命的管理应结合结构检查，若结构基体在大 修时已发现存在了腐蚀损伤，应立即对损伤部位进行修理，并进行修理后结构的寿命评估， 判断结构能否在到达下一次大修前有足够的可靠度保证不发生失效。
[0091] 接下来，介绍不受载结构的基体日历安全寿命的确定方法。
[0092] 确定不受载结构的基体日历安全寿命，首先是要确定不受载结构的功能失效的判 据。
[0093] 对于飞机结构中完全不受载荷的结构（命名为完全不受载结构），其功能失效的 判据可W取为结构发生穿透性腐蚀，或者腐蚀产物发生剥落而影响到其他部位功能的发 挥。
[0094] 然而，在飞机结构中还存在一类结构，它们并不是完全不受载荷的影响，而是受载 情况较少，不能划分为腐蚀疲劳结构，且不受到持续静载或残余应力的作用，不能划分为应 力腐蚀结构，该类结构可W划分到不受载结构的范畴进行日历寿命管理，现将该类结构命 名为非完全不受载结构，用W区分上面提到的完全不受载结构。也就是说，不受载结构包 括：完全不受载结构和非完全不受载结构。对于非完全不受载结构，需要根据它们在飞机全 寿命期内可能遇到的最大载荷作为考核条件，通过试验或应力分析，判断非完全不受载结 构允许的最大腐蚀深度，并W允许的最大腐蚀深度作为飞机结构功能失效的判据。
[0095] 进行试验件的腐蚀试验，每隔一段时间取出部分试验件并测量试验件的最大腐蚀 深度，而后进行最大腐蚀深度的分布规律研究和可靠性分析，得到在此腐蚀周期下满足给 定可靠度与置信水平要求的基体最大腐蚀深度。
[0096] 将不同腐蚀周期下满足可靠度与置信水平要求的基体最大腐蚀深度进行综合分 析，确定基体最大腐蚀深度的变化规律。
[0097] 根据基体最大腐蚀深度的变化规律，即可获得结构达到失效判据时的腐蚀周期， 即不受载结构的基体日历安全寿命。
[0098] 下面W某型飞机的受载结构隔框为例，进一步说明本发明的方法。
[0099] 步骤1 ;选取研究对象、设计制造结构基体模拟试验件
[0100] W某型飞机的隔框为研究对象，此结构最薄弱的部位位于其厚度最薄处，发生腐 蚀失效的形式为腐蚀疲劳裂纹。因此，设计的基体试验件如图2所示。试验件所用材料与 实际结构一致，为2A12-T4铅合金；试验件沿社制方向取材，无表面防护处理，无包铅层。图 2中阴影区域为试验件的考核区，在进行腐蚀试验时，该区域裸露接受加速环境谱的腐蚀作 用，其余部位使用石蜡密封。
[0101] 步骤2 ;编制结构局部基体环境谱与结构载荷谱
[0102] 实验室加速环境试验在盐雾腐蚀试验箱中进行，腐蚀温度为40 + 2C，腐蚀液为 5%化Cl水溶液，加入少量稀肥S04,使溶液的抑值达到4-4. 5,盐雾试验箱的盐雾沉积量 控制在l-2mL/化?SOcm2)。在此腐蚀环境下，每腐蚀65小时则相当于实际结构在服役环境 下腐蚀1年。
[0103] 疲劳载荷谱选用等幅载荷谱加载的方式，最大应力190MPa，应力比为0.06。在此 加载条件下，40个循环的载荷损伤即相当于飞机实际飞行I小时的损伤量。
[0104] 步骤3 ;确定腐蚀年限对基体疲劳安全寿命的影响
[0105] 将此试验件分为若干组，各组试验件分别预腐蚀0小时、325小时、650小时、1300 小时和1950小时（等效0年、5年、10年、20年和30年）后，分别进行疲劳试验，得到的试 验结果如表1所示。
[0106] 由于飞机结构的疲劳寿命一般服从对数正态分布，疲劳安全寿命需要满足99. 9% 的可靠度与90%的置信水平，疲劳安全寿命可由式（1)求得：
[0107] Wggg(F) =I ^
[010引式（1)中，Ngg.g(T)为等效腐蚀T年后的疲劳安全寿命；玄^为等效腐蚀T年后试验 寿命的对数平均数；k为满足99. 9%可靠度与90%置信水平的单边容限系数；St为等效腐 蚀T年后试验寿命的对数标准差。其中：
[0109] 等效腐蚀T年后试验寿命的对数平均数玄^可^由公式（2)求得：
【权利要求】
1. 飞机结构基体日历安全寿命的确定方法，其特征在于，包括以下步骤： 步骤1 :选取研究对象、设计制造结构基体模拟试验件； 步骤2 :编制结构局部基体环境谱和结构载荷谱； 步骤3 :确定飞机结构的基体日历安全寿命 对于受载结构中的腐蚀疲劳关键件，确定其基体日历安全寿命的步骤如下： (1) 确定飞机整体的疲劳安全寿命； (2) 将试验件分为若干组，每组试验件在加速环境谱下经历不同的预腐蚀周期； (3) 预腐蚀后，在编制的载荷谱下进行疲劳试验至断裂； (4) 在选定的可靠度与置信水平下，计算每组预腐蚀疲劳试验件的安全寿命； (5) 将每组试验件的预腐蚀疲劳安全寿命进行拟合，拟合出一条预腐蚀周期对疲劳安 全寿命的影响曲线； (6) 计算结构基体在防护体系失效后的剩余损伤度； (7) 在预腐蚀周期对疲劳安全寿命的影响曲线上确定与飞机的剩余飞行小时数或飞机 的使用计划对应的点，从而确定结构基体在其对应飞行强度下或在其使用计划下的年损伤 度，将剩余损伤度除以年损伤度即得到腐蚀疲劳关键件的日历安全寿命； 对于受载结构中的应力腐蚀关键件，确定其基体日历安全寿命的步骤如下： (1) 确定结构中最易产生应力腐蚀开裂的部位及裂纹方向； (2) 将试验件分为若干组，根据最易产生应力腐蚀开裂的部位及裂纹方向，对不同组的 试验件预置不同长度的初始裂纹； (3) 开展各组试验件的应力腐蚀试验； (4) 确定应力腐蚀裂纹的扩展规律及临界断裂长度； (5) 求得给定可靠度与置信水平下的分散系数； (6) 将应力腐蚀裂纹扩展时间除以分散系数即得到应力腐蚀关键件的日历安全寿命； 对于不受载结构，确定其基体日历安全寿命的步骤如下： (1) 确定不受载结构的功能失效的判据； (2) 进行试验件的腐蚀试验，每隔一段时间取出部分试验件并测量试验件的最大腐蚀 深度，得到在此腐蚀周期下满足给定可靠度与置信水平要求的基体最大腐蚀深度； (3) 将不同腐蚀周期下满足给定可靠度与置信水平要求的基体最大腐蚀深度进行综合 分析，获得结构达到失效判据时的腐蚀周期，所述腐蚀周期即不受载结构的基体日历安全 寿命。
2. 根据权利要求1所述的飞机结构基体日历安全寿命的确定方法，其特征在于，在步 骤1中，所述结构基体模拟试验件根据研究对象的腐蚀失效形式进行设计与制造。
3. 根据权利要求1所述的飞机结构基体日历安全寿命的确定方法，其特征在于，在步 骤2中，编制结构局部基体环境谱的过程如下： (2a)对飞机的实际服役环境进行实测，确定飞机的外部环境特征； (2b)建立所要研究结构所在的局部环境与外部环境的关系模型； (2c)根据所确定的飞机结构局部环境特征，编制结构局部基体环境谱。
4. 根据权利要求1所述的飞机结构基体日历安全寿命的确定方法，其特征在于，在步 骤2中，根据飞机结构的飞行实测载荷编制结构载荷谱。
5. 根据权利要求1所述的飞机结构基体日历安全寿命的确定方法，其特征在于，在步 骤3中，所述不受载结构为完全不受载结构，完全不受载结构功能失效的判据为：结构发生 穿透性腐蚀，或者腐蚀产物发生剥落而影响到其他部位功能的发挥。
6. 根据权利要求1所述的飞机结构基体日历安全寿命的确定方法，其特征在于，在步 骤3中，所述不受载结构为非完全不受载结构，非完全不受载结构功能失效的判据为：非完 全不受载结构允许的最大腐蚀深度。
【文档编号】G01M99/00GK104359696SQ201410658313
【公开日】2015年2月18日 申请日期:2014年11月18日 优先权日:2014年11月18日
【发明者】何宇廷, 张腾, 李晓虹, 崔荣洪, 李昌范, 伍黎明, 安涛 申请人:中国人民解放军空军工程大学